超聲速來流中的支板輔助噴注摻混特性研究

劉源，孫明波，梁昌海，田野，李季

1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，綿陽 621000

2. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，長沙 410073

0 引 言

燃料在超聲速燃燒室內(nèi)的駐留時間極其短暫，通常為毫秒量級。為確保燃料在燃燒室內(nèi)充分釋熱并生成更多的凈推力，就必須在短時間內(nèi)有效地增強混合及液體燃料汽化，這一需求極大地推進了被動混合增強及主動混合增強技術(shù)的研究進程。研究者對各種通過改變?nèi)紵覂?nèi)流場結(jié)構(gòu)、噴注形式以及噴孔形狀來增強混合的方法進行了研究。

Northam、Hartfield和Riggins等研究了豎直斜坡、后掠斜坡以及并聯(lián)噴注對燃料–空氣混合特性的影響，研究結(jié)果表明，這些方法在近場區(qū)域的混合效果弱于普通的垂直噴注方式，但在遠(yuǎn)場卻有著較好的混合表現(xiàn)，尤其是斜坡背后的渦脫落可以提升射流高度并使其穿透至更深的主流中。在燃燒室內(nèi)熱量回傳與高溫來流作用下，斜坡表面容易形成熱聚集區(qū)（如回流區(qū)內(nèi)和斜坡駐點處），需要進行冷卻。Cox和Fuller等通過優(yōu)化斜坡氣動外形得到了無需冷卻的氣動斜坡。Vinogradov等提出了一種支板輔助噴注裝置（由一個傾斜的塔型斜坡及其后方回流區(qū)內(nèi)的噴孔組成），該裝置既能顯著增大射流穿透深度，又能極大減小支板對燃燒室內(nèi)流動所造成的總壓損失。Gilinsky、Akyurtlu和Takahashi等開展的實驗和數(shù)值模擬研究表明，支板能夠在燃料–空氣混合物到達(dá)燃燒室之前增強其混合。此外，支板還可以改善燃燒室入口性能，削弱噴孔下游的近場展向擴散并增強遠(yuǎn)場展向擴散。Owens、Vinogradov和Guoskov等的燃燒實驗表明：支板不僅能增大射流穿透深度，還能避免燃料殘留于邊界層內(nèi)的分離區(qū)中，極大地降低邊界層內(nèi)殘留燃料可能引起的火焰向上游傳播和閃回的風(fēng)險。Pohlman等通過數(shù)值模擬對5個不同構(gòu)型的支板輔助燃油噴注裝置進行了評估，證實了前述結(jié)論（即支板的存在提高了燃料的穿透性，且未導(dǎo)致明顯的總壓損失）。Gruber和Vishwakarma等得到了相似的研究結(jié)果，還發(fā)現(xiàn)射流穿透深度與支板高度成正比。Liu等采用NPLS（Nanoparticlebased Planar Laser Scattering，基于納米粒子的平面激光散射技術(shù)）和油流法研究了不同噴注方式（有/無支板輔助噴注）下的射流流場結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)兩者在射流下游的流場具有相似性，且射流側(cè)向都存在一個湍流衰減過程。

綜上，支板輔助噴注擁有穿透深度更大、邊界層內(nèi)燃料駐留區(qū)更小等優(yōu)點，但產(chǎn)生這些優(yōu)點的原因尚不清楚；同時，支板改變射流附近流場結(jié)構(gòu)的相關(guān)研究還不充分，尤其是支板對射流附近邊界層內(nèi)三維結(jié)構(gòu)的改變尚不明晰，這些流場結(jié)構(gòu)的改變將影響燃料混合特性，需要進行研究以探究其機理。

1 數(shù)值模擬設(shè)置

為明晰支板輔助噴注裝置對射流附近流動過程的影響，對比有/無支板輔助噴注裝置時的邊界層內(nèi)摻混過程，本文設(shè)計了支板輔助噴注裝置算例。模型由一個長26 mm、高15 mm、寬5 mm的支板裝置和直徑D=2 mm的噴孔組成，如圖1所示。在數(shù)值模擬入口定義厚為6 mm的邊界層，并在噴孔中心與模型前緣之間預(yù)留70 mm發(fā)展段。支板后緣平面中心線（h）與噴孔中心線平行，且與平板壁面沿來流軸線相交。噴孔中心與支板裝置后緣距離（即噴注距離）x為3 mm。支板幾何參數(shù)見表1。坐標(biāo)系如圖1所示，噴孔圓心為坐標(biāo)原點。

圖 1 支板輔助噴注裝置[19]Fig. 1 Pylon-aided injection configuration[19]

表 1 支板幾何參數(shù)Table 1 Pylon geometry parameters

以射流與橫向來流動量比J=7.7的工況為基準(zhǔn)進行數(shù)值模擬研究。采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，整體計算網(wǎng)格尺寸與射流部分相同（160 mm×90 mm×60 mm）。由于支板頂部存在無法結(jié)構(gòu)化劃分的區(qū)域，建模過程中將支板頂部鈍化為與實驗件頂部弧度近似的曲面。網(wǎng)格總數(shù)約1164萬；對整個支板壁面附近網(wǎng)格進行加密（加密區(qū)域見圖2），其余加密處理方式與普通壁面噴注工況相同。自由來流參數(shù)為：馬赫數(shù)Ma=2.95，流速u=605 m/s，總溫T=300 K，總壓p=101325 Pa 。在上游距離噴孔中心5 mm處，數(shù)值模擬中的邊界層厚度與實驗中采用PIV技術(shù)測得的邊界層厚度（邊界層中速度達(dá)到主流速度99%的位置與壁面的距離）一致，為6.0 mm。射流參數(shù)見表2?？刂品匠?、湍流模型和數(shù)值方法可參閱Liang等的研究。

圖 2 模型網(wǎng)格劃分Fig. 2 Schematic of the simulation setup

表 2 射流參數(shù)Table 2 Air jet conditions for the simulation

2 結(jié)果與討論

圖3為支板及射流共同影響域內(nèi)的三維流線云圖（J=7.7；三維曲面為Ma=0.6等值面，流線為y/D=1截面上所提取的流線）。圖3（a）中的馬赫數(shù)等值面以壓力標(biāo)記，流線以馬赫數(shù)標(biāo)記；圖3（b）中的等值面改以與壁面的無量綱距離y/D標(biāo)記。圖中清晰展示了產(chǎn)生于支板前緣的誘導(dǎo)激波匯聚到分離激波。結(jié)合圖3（a）與（b）可以看到，在射流上游弓形激波與分離激波主導(dǎo)區(qū)內(nèi)，當(dāng)?shù)貕毫γ黠@大幅升高，流體馬赫數(shù)顯著降低，在圖中表現(xiàn)為Ma=0.6的截面距離壁面高度在此處提升。在射流影響域附近區(qū)域，邊界層內(nèi)流體被支板和射流分割為兩部分，越過馬蹄渦分離區(qū)并向下再附。此后，射流近側(cè)流體沿射流側(cè)向（遠(yuǎn)離xOy平面）膨脹（流線變得稀疏），繞行至射流背風(fēng)區(qū)并碰撞產(chǎn)生分離泡，邊界層流體被分離泡抬升后與射流燃料進行混合，在圖中表現(xiàn)為射流流線與主流邊界層流線交錯；射流遠(yuǎn)側(cè)流體經(jīng)過再附后，恢復(fù)流動方向，流向下游遠(yuǎn)場。在此過程中，射流近側(cè)邊界層流體馬赫數(shù)在馬蹄渦分離區(qū)附近降低（流線顏色變淺），并在之后的再附過程、側(cè)向膨脹過程中升高（流線顏色變深，馬赫數(shù)升高），最后在流經(jīng)碰撞激波與反射激波主導(dǎo)區(qū)后又再次降低。

同樣地，在射流下游，受碰撞激波與反射激波的影響，等馬赫數(shù)截面（Ma=0.6）在“V”形分離區(qū)附近也得到了較大提升。對比Liu等的研究發(fā)現(xiàn)：以上流動過程與單射流擾動邊界層內(nèi)的流動過程基本相似，差異僅存在于支板附近區(qū)域以及展向繞行程度。在支板附近區(qū)域，產(chǎn)生于支板前緣的前緣激波導(dǎo)致支板附近壓力升高、流速減小，如圖3（a）所示。在支板后緣，支板對高速氣流的阻擋作用為射流噴注提供了一個較大背風(fēng)區(qū)，有利于燃燒組織。另一個值得注意的現(xiàn)象是圖3（a）中支板側(cè)面壓力值呈現(xiàn)出兩段分布，這是由于自由來流受阻產(chǎn)生了弓形激波（下游壓力峰值），該激波作用于邊界層并誘導(dǎo)分離激波（上游壓力峰值）產(chǎn)生于弓形激波上游，構(gòu)成形似“λ”的波系結(jié)構(gòu)，共同主導(dǎo)該強壓縮區(qū)域并在展向截面上呈兩段分布。

圖 3 支板輔助噴注影響域內(nèi)三維流線云圖Fig. 3 Flow structures of pylon-aided fuel injection into a supersonic crossflow

圖4為兩種工況（普通壁面噴注、支板輔助噴注）下的燃料（CH）分布邊界和分離區(qū)內(nèi)燃料分布，燃料分布邊界由與壁面的無量綱距離y/D標(biāo)記，分離區(qū)內(nèi)燃料分布由燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)標(biāo)記。從圖中可以看到，支板輔助噴注比普通壁面噴注具有更大的穿透深度和更小的邊界層內(nèi)燃料展向擴散范圍。在支板輔助噴注工況下，射流上下游分離區(qū)內(nèi)燃料駐留大幅下降。另一個現(xiàn)象則是支板輔助噴注工況下燃料分布在法向上存在一個束腰，該束腰剛好位于支板頂部高度附近。推測形成束腰的原因為：在支板頂部以下區(qū)域內(nèi)，支板可以提供足夠大的背風(fēng)區(qū)，射流與主流的直接作用減小，射流羽流抬升擴散程度減弱，擴散邊界縮?。辉谥О屙敳考耙陨蠀^(qū)域內(nèi)，支板阻礙作用減弱，射流直接與自由來流相互作用，作用力增大，擴散程度增強，擴散邊界擴大。

在流向中心截面（z/D=0）上，支板輔助噴注工況下的燃料分布邊界明顯高于普通壁面噴注工況，如圖5所示（燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)邊界以=0.02標(biāo)記）。此外，在支板輔助噴注工況下，燃料穿透高度獲得明顯提升，近壁面邊界層內(nèi)燃料分布明顯降低。

圖 4 燃料分布邊界和分離區(qū)內(nèi)燃料分布Fig. 4 C2H4 distribution of pylon-aided fuel injection into a supersonic crossflow compared with the normal injection

圖 5 流向中心截面燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布云圖Fig. 5 C2H4 distribution of pylon-aided fuel injection into a supersonic crossflow compared with the normal injection: z/d=0

在普通壁面噴注工況下，燃料分布逐漸向邊界層內(nèi)擴散，在遠(yuǎn)場處燃料已大量存在于邊界層內(nèi)，反映在圖6中，即為法向截面中心位置存在一個“Λ”形低燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)域，且隨著向下游移動，該區(qū)域逐漸減?。欢谥О遢o助噴注工況下，低燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)域在向下游移動過程中的減小速度相對緩慢。導(dǎo)致上述差異的原因尚有待進一步研究分析。

圖 6 法向截面燃料分布切片圖Fig. 6 C2H4 distribution for different injection configurations in the supersonic crossflow for pylon-aided fuel injection and the normal injection

從圖6還可以看到，在普通壁面噴注工況下，燃料在法向截面上呈“Ω”分布，足部區(qū)域位于邊界層內(nèi)，燃料從足部和頭部區(qū)域逐步擴散至其他區(qū)域。在支板輔助噴注工況下，燃料逐漸向頭部區(qū)域擴散，更加深入主流區(qū)域。Smiths等指出，射流下游各類反轉(zhuǎn)旋渦對（Counter-rotating Vortex Pair，CVP）結(jié)構(gòu)是燃料與主流摻混的主要驅(qū)動力。在本文研究中，支板的存在極大地改變了燃料分布，這意味著當(dāng)?shù)谻VP發(fā)生了較大改變。

圖7為法向截面燃料分布和二維流線切片圖（流線以馬赫數(shù)標(biāo)記）。支板輔助噴注工況下，存在4個CVP結(jié)構(gòu)，即位于支板頂部以上區(qū)域的上CVP1、形成于支板頂部的CVP2、射流主CVP3、邊界層內(nèi)的尾跡CVP4。普通壁面噴注工況下，不存在支板頂部的CVP2。CVP1由支板頂部流體和主流間速度差所導(dǎo)致的剪切力誘導(dǎo)產(chǎn)生，隨著法向截面向下游移動，CVP1逐漸增強并被抬升，成為控制支板頂部以上區(qū)域燃料與主流摻混的主要驅(qū)動力。CVP2為支板輔助噴注工況下獨有的CVP結(jié)構(gòu)，形成于支板頂部并向下游移動；當(dāng)束腰處流體與主流間的剪切力逐漸減弱，CVP2也隨之消失。CVP3產(chǎn)生于射流核心區(qū)域，其影響域隨流動逐漸增強，成為射流與主流摻混的主要驅(qū)動力。CVP4位于近壁面區(qū)域內(nèi)，與尾跡區(qū)內(nèi)的強剪切力、“V”形分離區(qū)及其中的再附區(qū)域內(nèi)的再附運動存在密切關(guān)聯(lián)。分離區(qū)控制區(qū)域內(nèi)流體回流，導(dǎo)致燃料–空氣混合無法進行，此處燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)較低，形成圖6中的低燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)“Λ”形區(qū)域。當(dāng)接近下游時，“V”形分離區(qū)逐漸消失，其所控制的CVP4影響力也逐漸減弱、消失，低燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)域也逐漸減小。支板輔助噴注工況下的“V”形分離區(qū)尺寸遠(yuǎn)小于普通壁面噴注工況，“Λ”形低燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)區(qū)域也較小，減小速度也相對緩慢，在x/D=30處仍然存在CVP4。支板輔助噴注工況下存在更多CVP結(jié)構(gòu)，使其比普通壁面噴注工況具有更高的燃料–空氣混合效率。本文所采用的RANS數(shù)值模擬方法無法展現(xiàn)各渦結(jié)構(gòu)物理上的發(fā)展過程，相關(guān)實驗觀測與分析可參閱文獻(xiàn)[28]。

圖 7 法向截面燃料分布云圖和二維流線云圖（PY：支板輔助噴注；NO：普通壁面噴注）Fig. 7 Streamlines for different injection configurations in the supersonic crossflow, left: pylon-aided fuel injection and right: the normal injection

圖8為兩種工況下邊界層內(nèi)燃料分布云圖（水平黑色虛線上為普通壁面噴注，下為支板輔助噴注；黑色實線代表分離區(qū)范圍，以流向速度為零處的邊界線表示）。在y/D=0.08截面上，與普通壁面噴注工況相比，支板輔助噴注工況下幾乎不存在高燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)的羽流區(qū)；隨著截面高度提升，可以逐漸觀察到高燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)的羽流，再次印證支板有效提高了射流羽流高度。觀察不同截面上的射流羽流分布可以發(fā)現(xiàn)：在普通壁面噴注工況下，射流羽流存在一個再附過程，這與從圖3中觀察到的現(xiàn)象一致。

圖 8 邊界層內(nèi)燃料分布云圖（上：普通壁面噴注；下：支板輔助噴注）Fig. 8 C2H4 distribution for different injection configurations in the supersonic crossflow, top: the normal injection and bottom:pylon-aided fuel injection

圖9為兩種工況下展向截面上燃料沿流向的分布。在同一展向截面上，支板輔助噴注工況下大部分位置的燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)均低于普通壁面噴注工況。圖5和6表明：邊界層內(nèi)部燃料駐留減少，更多燃料分布于較高位置，即射流羽流高度提升。在壁面附近y/D=0.08處，支板輔助噴注工況下燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)顯著降低且低于恰當(dāng)當(dāng)量比時的質(zhì)量分?jǐn)?shù)，由于化學(xué)反應(yīng)生成熱更多取決于邊界層內(nèi)燃料含量，因此燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)降低表明熱流密度顯著降低。

圖 9 兩種工況下展向截面上燃料沿流向的分布曲線Fig. 9 C2H4 distribution for different spanwise locations in the supersonic crossflow

圖10給出了J=7.7時兩種工況下法向截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)和燃料–空氣混合效率。總壓恢復(fù)系數(shù)p和燃料–空氣混合效率計算方法如下：

式中，為當(dāng)前截面處的氣體密度，p為當(dāng)?shù)乜倝海琾為來流總壓，u為流向速度，A為截面面積。

為方便研究邊界層內(nèi)流場結(jié)構(gòu)，本文選取的計算域展向截面較大，很大一部分流場內(nèi)并無燃料組分，因此兩種工況下的混合效率都處于較低水平，但不影響進行對比。從圖10可以看到，支板輔助噴注工況下的總壓恢復(fù)系數(shù)略高于普通壁面噴注工況，混合效率則遠(yuǎn)高于后者?？倝夯謴?fù)系數(shù)差距不大，是因為支板帶來的壓力損失小于弓形激波、分離激波強度因存在支板而減弱所帶來的壓力恢復(fù)。同時，支板輔助噴注工況下的混合效率斜率明顯大于普通壁面噴注工況下的斜率，表明更多CVP結(jié)構(gòu)驅(qū)動的支板輔助噴注方案具有更快的燃料擴散速度。

圖 10 兩種工況下的總壓恢復(fù)系數(shù)與混合效率Fig. 10 Mixing characteristic and total pressure recovery of pylonaided fuel injection into a supersonic crossflow compared with the normal injection

3 結(jié) 論

采用數(shù)值模擬方法研究了超聲速橫流中支板輔助噴注流場結(jié)構(gòu)與摻混特性，并與普通壁面噴注進行了比較。在沒有增大總壓損失的前提下，支板大幅提升了燃料混合效率。闡述了支板的混合增強機理，即射流羽流高度的提升有利于射流與主流的混合，更多CVP結(jié)構(gòu)和更大尾跡渦區(qū)有助于射流上下游混合性能提升。支板的存在減少了燃料在回流區(qū)內(nèi)的占比（且低于恰當(dāng)當(dāng)量比），有助于降低化學(xué)反應(yīng)在邊界層內(nèi)的熱流密度，有利于熱防護設(shè)計。

感謝國防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室為本文研究提供的數(shù)值模擬條件支持。